CN110145411A - 一种带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构及方法 - Google Patents

一种带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构及方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构，在固体发动机燃烧室装药内设置内腔隔板，内腔隔板材料为聚氨酯泡沫材料。本发明的有益效果在于：可有效改善固体火箭发动机工作过程中的增面性，降低发动机工作最大压强，减小壳体设计厚度，降低导发动机消极质量，增加导弹射程。

Description

一种带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构及方法
技术领域
本发明涉及一种带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构,属于固体火箭发动机装药结构技术领域。
背景技术
燃烧室装药是固体火箭发动机结构中的重要部份之一，它为发动机提供动力，推动导弹飞行。在燃烧室装药设计中，药型设计决定了燃面的变化，从而决定了发动机的推力变化形式。采用贴壁浇注的内孔管型装药的固体火箭发动机在其工作过程中具有明显的增面性，会使发动机工作压强及推力持续上升，增大发动机工作的最大压强。从而使发动机燃烧室壳体的设计厚度增加，导弹的消极重量加大，影响导弹射程。为了保证发动机最大工作压强要求及满足导弹飞行弹道要求，需要对装药的增面性进行有效改善。现有技术中的装药结构如图3所示。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构，改善了装药的增面性，使发动机工作压强及推力平稳。
本发明的技术解决方案是：
一种带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构，其特征在于：包括内腔隔板、绝热层以及燃烧室壳体；
燃烧室壳体内表面进行喷砂处理，均匀喷涂胶粘剂，绝热层与燃烧室壳体粘接；已粘接的绝热层内表面进行打毛处理并均匀抛涂粘结剂，浇注入丁羟复合推进剂药浆，待药浆达到指定位置时，放入内腔隔板，随后继续注入药浆直至注满空腔并固化成型，得到内孔管型药柱；所述内腔隔板固定在内孔管型药柱内。
进一步的，所述内腔隔板为饼状结构，中心为通孔，隔板厚度从中心孔沿径向方向从里向外逐渐减小，并在隔板外圈边缘进行倒圆。
进一步的，内腔隔板在药柱内的中心轴线与燃烧室壳体中心轴线重合。
进一步的，所述指定位置具体为：距离燃烧室壳体前端面的距离110mm～140mm。
进一步的，所述内腔隔板厚度8～26mm，内径Φ91mm，外径Φ240mm，密度0.12g/cm3，抗压强度性能≥2Mpa，倾角α为10°，倒圆半径4mm。
进一步的，所述内腔隔板采用聚氨酯泡沫材料；所述燃烧室壳体采用30CrNiMoVA高强度钢；所述绝热层的材料为丁羟复合推进剂三元乙丙橡胶。
进一步的，所述燃烧室壳体与绝热层之间采用CH205/CH238(NW)胶粘剂粘接牢靠；所述绝热层内表面抛涂的粘结剂为丁羟衬层粘结剂，使得与绝热层推进剂药柱粘接牢靠。
进一步的，本发明还提出一种基于所述的固体火箭发动机内孔管型装药结构的装药方法，包括：
(1)对发动机燃烧室壳体机加工成型；
(2)对成型后燃烧室壳体内表面进行喷砂处理；
(3)均匀喷涂胶粘剂CH205/CH238(NW)，再将绝热层与燃烧室壳体粘接牢靠；
(4)对已粘接牢靠的绝热层内表面进行打毛处理，再均匀抛涂丁羟衬层粘结剂；
(5)贴壁浇注入丁羟复合推进剂药浆，待药浆达到指定位置时，放入聚氨酯泡沫制成的内腔隔板，内腔隔板在药柱内的中心轴线与燃烧室壳体中心轴线重合,随后继续注入药浆直至注满空腔，随后低温固化成型，最后得到内孔管型药柱，内腔隔板固定在内孔管型药柱内。内腔隔板为饼状结构，中心为通孔，隔板厚度从中心孔沿径向方向从里向外逐渐减小，并在隔板外圈边缘进行倒圆,内腔隔板采用聚氨酯泡沫材料。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明可有效改善固体火箭发动机工作过程中的增面性，起到降低发动机工作最大压强的作用，从而减小燃烧室壳体的设计厚度，降低发动机的消极质量，增加导弹射程；
(2)本发明可有效改善固体火箭发动机复杂装药结构的成型工艺，内腔隔板替代成型工艺中的组合芯模，降低装药成型后芯模拔模风险，提高装药生产工艺的安全性；
(3)本发明提供的聚氨酯泡沫材料内腔隔板与金属芯模相比，质量轻，成本低，加工性能好。
附图说明
图1为本发明实施例提供的带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构的示意图；
图2为本发明实施例提供的内腔隔板结构的示意图；
图3为现有固体火箭发动机内孔管型装药结构的示意图；
图4为现有管型燃面变化与本发明实施例燃面变化对比示意图。
具体实施方式
本发明提供的解决方案是提供一种带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构，在固体火箭燃烧室药柱内设置内腔隔板，改善了装药的增面性，使发动机工作压强及推力平稳。
如图1所示，本发明提出的一种带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构，包括内腔隔板1、绝热层3以及燃烧室壳体4；
燃烧室壳体4内表面进行喷砂处理，均匀喷涂胶粘剂，绝热层3与燃烧室壳体4粘接；已粘接的绝热层3内表面进行打毛处理并均匀抛涂粘结剂，浇注入丁羟复合推进剂药浆，待药浆达到指定位置时，放入内腔隔板1，随后继续注入药浆直至注满空腔并固化成型，得到内孔管型药柱2；所述内腔隔板1固定在内孔管型药柱2内。
如图2所示，本发明提出的内腔隔板1为圆饼状结构，中心为通孔，隔板厚度从中心孔沿径向方向从里向外逐渐减小，即从里往外逐渐变薄，并在隔板外圈边缘进行倒圆角处理。按照图样尺寸采用机械加工工艺制成。
内腔隔板1在药柱内的中心轴线与燃烧室壳体4中心轴线重合。内腔隔板1放置位置距离燃烧室壳体4前端面的距离110mm～140mm。隔板位置主要是保证内腔与装药轴线垂直，确保发动机工作过程中，装药燃面变化满足设计要求，且工作平稳，形成平台效应。
内腔隔板厚度8～26mm从最薄处到最厚处均匀变化，内径Φ91mm，外径Φ240mm，密度0.12g/cm3，抗压强度性能≥2Mpa，倾角α为10°，倒圆半径4mm。隔板外径、厚度等结构尺寸变化可以有效调节装药初始燃面，从而保证固体火箭发动机性能符合设计预期。
内腔隔板1的直径要小于药柱的直径。
具体的，本发明内腔隔板1采用聚氨酯泡沫材料；燃烧室壳体4采用30CrNiMoVA高强度钢；所述绝热层3的材料为丁羟复合推进剂三元乙丙橡胶。
具体的，燃烧室壳体4与绝热层3之间采用CH205/CH238(NW)胶粘剂粘接牢靠；所述绝热层3内表面抛涂的粘结剂为丁羟衬层粘结剂，使得与绝热层3推进剂药柱粘接牢靠。
进一步的，基于上述固体火箭发动机内孔管型装药结构，本发明还提出一种装药方法，包括：
1、对发动机燃烧室壳体4机加工成型；
2、对成型后燃烧室壳体4内表面进行喷砂处理；
3、均匀喷涂胶粘剂CH205/CH238(NW)，再将绝热层3与燃烧室壳体4粘接牢靠；
4、对已粘接牢靠的绝热层3内表面进行打毛处理，再均匀抛涂丁羟衬层粘结剂；
5、贴壁浇注入丁羟复合推进剂药浆，待药浆达到指定位置时，放入聚氨酯泡沫制成的内腔隔板1，内腔隔板1在药柱内的中心轴线与燃烧室壳体4中心轴线重合,随后继续注入药浆直至注满空腔，随后低温固化成型，最后得到内孔管型药柱2，内腔隔板1固定在内孔管型药柱2内。
本发明给出的实施例：发动机燃烧室壳体4通过常用的机加工工艺制造而成，对成型后壳体4内表面进行喷砂处理，然后均匀喷涂胶粘剂CH205/CH238(NW)，再将绝热层3与壳体4粘接牢靠；对已粘接牢靠的绝热层3内表面进行打毛处理，再均匀抛涂丁羟衬层粘结剂，然后浇注入丁羟复合推进剂药浆，待药浆达到制定位置时，放入内腔隔板1，随后继续注入药浆直至注满空腔，随后固化成型，最后得到内孔管型药柱2。
在本发明的实施例中，发动机根据总体任务书的指标要求，设计相应的装药结构，采用了带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构。根据发动机性能设计要求，明确了药柱的直径与长度，明确了内腔隔板的位置及尺寸，内腔隔板位于药柱头部130mm处，药柱形状为内孔管型，药柱内径为91mm，长度为1027mm。
采用的内腔隔板材料为聚氨酯泡沫材料，燃烧时具有高燃速且低热量的特点，固体火箭发动机点火工作后，内腔隔板被快速燃速完，从而使药柱形成环形槽作为初始燃面参与燃烧。
采用带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构，可有效改善固体火箭发动机工作过程中的增面性，起到降低发动机工作最大压强，减小壳体设计厚度，降低导发动机消极质量，增加导弹射程。发动机压强变化与燃面变化一致，燃面越大对应发动机工作压强也越大，有无内腔隔板的药柱燃面变化如图4所示。采用内腔隔板后，初始燃面增大，最大燃面减小，且燃面变化更为平稳，从而能够有效降低发动机工作最大压强。
本发明的实施例公布的是较佳的实施例之一，对于本领域技术人员而言，显然不限于上述示范性实施例的细节，极易根据上述实施例，领会本发明的精神，并做出不同的引申和变化，但只要不背离本发明的精神，都在本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种带内腔隔板的固体火箭发动机内孔管型装药结构，其特征在于：包括内腔隔板(1)、绝热层(3)以及燃烧室壳体(4)；
燃烧室壳体(4)内表面进行喷砂处理，均匀喷涂胶粘剂，绝热层(3)与燃烧室壳体(4)粘接；已粘接的绝热层(3)内表面进行打毛处理并均匀抛涂粘结剂，浇注入丁羟复合推进剂药浆，待药浆达到指定位置时，放入内腔隔板(1)，随后继续注入药浆直至注满空腔并固化成型，得到内孔管型药柱(2)；所述内腔隔板(1)固定在内孔管型药柱(2)内。
2.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内孔管型装药结构，其特征在于：所述内腔隔板(1)为饼状结构，中心为通孔，隔板厚度从中心孔沿径向方向从里向外逐渐减小，并在隔板外圈边缘进行倒圆。
3.根据权利要求2所述的固体火箭发动机内孔管型装药结构，其特征在于：内腔隔板(1)在药柱内的中心轴线与燃烧室壳体(4)中心轴线重合。
4.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内孔管型装药结构，其特征在于：所述指定位置具体为：距离燃烧室壳体(4)前端面的距离110mm～140mm。
5.根据权利要求1～4中任一项所述的固体火箭发动机内孔管型装药结构，其特征在于：所述内腔隔板厚度8～26mm，内径Φ91mm，外径Φ240mm，密度0.12g/cm3，抗压强度性能≥2Mpa，倾角α为10°，倒圆半径4mm。
6.根据权利要求1～4中任一项所述的固体火箭发动机内孔管型装药结构，其特征在于：所述内腔隔板(1)采用聚氨酯泡沫材料；所述燃烧室壳体(4)采用30CrNiMoVA高强度钢；所述绝热层(3)的材料为丁羟复合推进剂三元乙丙橡胶。
7.根据权利要求1所述的固体火箭发动机内孔管型装药结构，其特征在于，所述燃烧室壳体(4)与绝热层(3)之间采用CH205/CH238(NW)胶粘剂粘接牢靠；所述绝热层(3)内表面抛涂的粘结剂为丁羟衬层粘结剂，使得与绝热层(3)推进剂药柱粘接牢靠。
8.一种基于权利要求1所述的固体火箭发动机内孔管型装药结构的装药方法，其特征在于包括：
(1)对发动机燃烧室壳体(4)机加工成型；
(2)对成型后燃烧室壳体(4)内表面进行喷砂处理；
(3)均匀喷涂胶粘剂CH205/CH238(NW)，再将绝热层(3)与燃烧室壳体(4)粘接牢靠；
(4)对已粘接牢靠的绝热层(3)内表面进行打毛处理，再均匀抛涂丁羟衬层粘结剂；
(5)贴壁浇注入丁羟复合推进剂药浆，待药浆达到指定位置时，放入聚氨酯泡沫制成的内腔隔板(1)，内腔隔板(1)在药柱内的中心轴线与燃烧室壳体(4)中心轴线重合,随后继续注入药浆直至注满空腔，随后低温固化成型，最后得到内孔管型药柱(2)，内腔隔板(1)固定在内孔管型药柱(2)内。
9.根据权利要求8所述的装药方法，其特征在于：内腔隔板(1)为饼状结构，中心为通孔，隔板厚度从中心孔沿径向方向从里向外逐渐减小，并在隔板外圈边缘进行倒圆,内腔隔板(1)采用聚氨酯泡沫材料。
10.根据权利要求8所述的装药方法，其特征在于：所述指定位置具体为：距离燃烧室壳体(4)前端面的距离110mm～140mm,所述内腔隔板厚度8～26mm，内径Φ91mm，外径Φ240mm，密度0.12g/cm3，抗压强度性能≥2Mpa，倾角α为10°，倒圆半径4mm。
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